JP4490050B2 - Method and apparatus for manufacturing a rotor shaft - Google Patents

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Description

【０００１】
【発明が属する技術分野】
本発明は、一般的にガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエンジンに用いられるロータシャフトに関する。
【０００２】
【従来の技術】
少なくとも一部の公知のガスタービンエンジンは、直列の流れ状態で配列された、ファン組立体と、エンジンに流入する空気流を加圧する高圧圧縮機と、燃料と空気の混合物を燃焼させる燃焼器と、各々が燃焼器から流出する空気流から回転エネルギーを取り出す複数のロータブレードを備える低圧及び高圧タービンとを有するコアエンジンを含む。ファン組立体と低圧タービンとは、第１のシャフトにより連結され、また高圧圧縮機と高圧タービンとは、第２のシャフトにより連結される。
【０００３】
エンジンの作動中、ファン組立体及び低圧タービンは、高圧タービン及び圧縮機が受けるものとは異なる作動温度、圧力、及び応力を受ける。その結果、少なくとも一部の公知のガスタービンエンジン内では、低圧構成部品を連結するロータシャフトは、高圧構成部品を連結するロータシャフトを製作するのに用いられるより重くかつ耐久力のある材料とは異なる材料で製作される。しかしながら、低圧側シャフトはガスタービンエンジンの長さ全体に延びるので、該低圧側シャフトの一部は、高圧タービン構成部品と同じ温度及び圧力に曝される。シャフトに生じる可能性がある作動応力を考慮してエンジン重量を最適化するのを助けるために、少なくとも一部の公知の低圧側シャフトは、第１の材料で製作された上流部分と第２の材料で製作された下流部分とを含む。例えば、ファン組立体に接続された低圧側シャフトの前方部分と低圧タービンに接続された低圧側シャフトの後方部分とは、ニッケル合金で製作されることができ、一方、圧縮機及び高圧タービンを貫通するシャフトの中間部分は、チタン合金で製作されることができる。このような材料は異種の材料であるので、爆発接合を用いて接合継手を作製し、次にこの接合継手を用いて、該接合継手がその間で延びるように２つのニッケルシャフト部分を中間のシャフトのチタン合金セクションに接合する。
【特許文献１】
米国特許第６３５２３８５号
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
低強度の内部層材料を用いて、接合継手を形成するのに用いられるプレートを分離する。内部層材料は、接合継手にわたる有害な金属間化合物の生成を防止するのを助ける。より具体的には、低強度の内部層材料は、接合継手を横切って直径方向に延び、従って、ロータシャフト部分が接合継手において接合される時に、該材料の内部層がシャフトの中心対称軸線にほぼ垂直に延びるようになる。公知の接合継手の内部では、シャフトが回転されるとき、低強度の材料が、最大剪断応力平面内に全体的に位置する。その結果、エンジン作動中、内部層材料は、接合継手の性能を著しく制限する可能性がある。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
本発明の１つの形態において、ロータシャフトを製造する方法が提供される。この方法は、第１の端部から第２の端部まで軸方向に延びる第１のシャフト部分を製作する段階と、第１の端部から第２の端部まで軸方向に延びる第２のシャフト部分を製作する段階と、爆発接合継手により、第２のシャフト部分が第１のシャフト部分に対して実質的に同心に整列されるように、かつ該接合継手がロータシャフトの中心対称軸線に対して斜めに延びるように、該第２のシャフト部分を該第１のシャフト部分に接合する段階とを含む。
【０００６】
別の形態では、ロータシャフトが提供される。このロータシャフトは、第１の端部から第２の端部まで軸方向に延びる第１のシャフト部分と、第１の端部から第２の端部まで軸方向に延びる第２の部分とを含み、第１のシャフト部分は、該第１のシャフト部分が第２のシャフト部分に対して実質的に軸方向に整列されるように、接合継手において該第２の部分に接合される。接合継手は、ロータシャフトの中心対称軸線に対して斜めに延びている。
【０００７】
本発明の更に別の形態では、ガスタービンのロータシャフトが提供される。このガスタービンのロータシャフトは、第１のシャフト部分と、第２のシャフト部分と、該第１のシャフト部分と第２のシャフト部分との間で延びる接合継手とを含む。接合継手は、第１及び第２の部分に対して実質的に同心に整列され、ロータシャフトを通って軸方向に延びる中心対称軸線に対して斜めになっている。
【０００８】
【発明の実施の形態】
図１は、低圧圧縮機１２、高圧圧縮機１４、及び燃焼器１６を含むガスタービンエンジン１０の概略図である。エンジン１０は更に、高圧タービン１８及び低圧タービン２０を含む。圧縮機１２とタービン２０は、第１のシャフト２１により連結され、また圧縮機１４とタービン１８は、第２のシャフト２２により連結される。また、負荷(図示せず)が、第１のシャフト２１を用いてガスタービンエンジン１０に連結されることができる。１つの実施形態において、ガスタービンエンジン１０は、オハイオ州シンシナチのＧｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ Ａｉｒｃｒａｆｔ Ｅｎｇｉｎｅｓから入手可能なＦ１１０型である。
【０００９】
作動中、空気は、低圧圧縮機１２を通って流れ、加圧された空気は、低圧圧縮機１２から高圧圧縮機１４に供給される。高度に圧縮された空気は、燃焼器１６に送り込まれる。燃焼器１６からの空気流は、タービン１８及び２０を駆動し、ノズル２４を通ってガスタービンエンジン１０から流出する。
【００１０】
図２は、公知の爆発接合継手４０の部分斜視図である。図３は、爆発接合継手４０から作製された公知のシャフト接合継手セクション４１の拡大側面図である。接合継手４０は、異種の又は冶金学的に合わない金属を結合・接合することを可能にする爆発接合により形成されるので、シャフト２１のようなロータシャフトを複数の異なる材料で製作することができるようになる。
【００１１】
具体的には、シャフト２１の上流部分４８及びシャフト２１の下流部分５０を製作するのに用いられているのと同じそれぞれの材料で各々が製作された爆発接合されたプレート４４及びプレート４６のサンドイッチ構造を作製することによって、接合継手４０は製作される。より具体的には、プレート４４及びシャフト上流部分４８は、各々が第１の材料で製作され、またプレート４６及びシャフト下流部分５０は、各々が第２の材料で製作される。この例示的な実施形態では、第１の材料はニッケル合金であり、また第２の材料はチタン合金である。
【００１２】
プレート４４及び４６が互いに爆発接合される前に、低強度の内部層５２が、プレート４４と４６の間に配置されて、プレート４４と４６を分離する。加えて、層５２は、シャフト部分４８及び５０を製作するのに用いられたいずれの材料とも同じではない材料で製作されるので、層５２は、有害な金属間化合物の生成を防止するのを助ける。この例示的な実施形態では、層５２はニオブ合金で製作される。
【００１３】
プレート４４、プレート４６及び層５２が公知の爆発接合プロセスで互いに爆発接合された後に、シャフトセクション４１は、プレート４４及び４６から切断されて、シャフト部分４８とシャフト部分５０とを接合するのに用いられる。具体的には、シャフト部分４８と５０が互いに接合されると、シャフトセクション４１は、内部層５２がロータシャフト２１を横切って直径方向に延び、シャフト２１を通って延びる中心対称軸線６０にほぼ垂直になるように、該シャフト部分４８と５０の間で延びる。しかしながら、作動中、シャフト２１が回転すると、剪断応力がシャフト２１中に生じる。より具体的には、シャフト２１に対する内部層５２の配向のために、該内部層５２は、シャフト２１が回転するとき、最大剪断応力平面内に全体的に位置する。その結果、エンジン作動中に、内部層材料５２は、接合継手の性能を著しく制限することになる。
【００１４】
図４は、シャフト２１のようなロータシャフトに用いることができる接合継手１００の部分斜視端面図である。これとは別に、接合継手１００は、それに限定するのではないが、自動車エンジン内で用いられるシャフトのような、航空機産業では用いられないようなシャフト(図示せず)に用いることができる。図５は、爆発接合継手１００から作製されたシャフト接合継手セクション１０２の拡大側面図である。接合継手１００は、異種の又は冶金学的に合わない金属の結合・結合を可能にする爆発接合により形成されるので、シャフト２１のようなロータシャフトは、複数の異なる材料で製作することができるようになる。
【００１５】
具体的には、接合継手１００は、各々がシャフト２１の上流部分１０８及びシャフト２１の下流部分１１０を製作するのに用いられているのと同じそれぞれの材料で製作された爆発接合されたプレート１０４及びプレート１０６のサンドイッチ構造を作製することによって製作される。より具体的には、プレート１０４及びシャフト上流部分１０８は、各々が第１の材料で製作され、またプレート１０６及びシャフト下流部分１１０は、各々が第２の材料で製作される。図４及び図５の例示的な実施形態では、第１の材料はニッケル合金であり、また第２の材料はチタン合金である。
【００１６】
プレート１０４とプレート１０６とが互いに爆発接合される前に、低強度の内部層１１２が、プレート１０４と１０６の間に配置されてプレート１０４と１０６を分離する。加えて、層１１２はシャフト部分１０８及び１１０を製作するのに用いられるいずれの材料とも同じではない材料で製作されるので、層１１２は、有害な金属間化合物の生成を防止するのを助ける。１つの実施形態では、層１１２はニオブ合金で製作される。
【００１７】
プレート１０４、プレート１０６及び層１１２が公知の爆発接合プロセスで互いに爆発接合された後に、シャフトセクション１０２が、プレート１０４及び１０６から切断されて、シャフト部分１０８とシャフト部分１１０とを接合するのに用いられる。具体的には、シャフト部分１０８と１１０が互いに接合されると、シャフトセクション１０２は、内部層１１２がロータシャフト２１を横切って直径方向に延びるように、該シャフト部分１０８と１１０の間で延びる。しかしながら、内部層５２（図２及び図３に示す）とは異なり、内部層１１２は、シャフト２１を通って延びる中心対称軸線６に対して斜めに延びている。より具体的には、内部層５２は、中心線対称軸６に対して傾斜角度θで配置される。１つの実施形態では、角度θはおよそ１０５度である。
【００１８】
作動中、シャフト２１が回転すると、ねじり剪断応力がシャフト２１中に生じる。しかしながら、内部層１１２は傾斜角度θで配向されているので、層１１２及び接合継手１０２は、最大剪断応力平面から移動され、このことがシャフト２１の荷重能力を向上させるのを助ける。更に、内部層の角度θはまた、シャフト２１のねじり剛性及び曲げ剛性を向上させるのも助ける。その上に、角度θはまた、シャフト２１に対してトルク制限も与える。従って、シャフトセクション１０２及び接合継手１００は、シャフト２１の有効寿命を向上させるのを助ける。
【００１９】
上述の接合継手は、費用効果が良くかつ高い信頼性がある。接合継手を含むシャフトセクションは、シャフトの回転時に接合継手を最大剪断応力平面からずらすのを助ける傾斜角度で形成される。更に、接合継手の内部層はシャフトに対して斜めに配向されているので、該接合継手は、関連するシャフト２１に対してトルク制限を与える。その結果、接合継手は、費用効果が良くかつ信頼性のある方法でシャフトの有効寿命を延ばすのを助ける。
【００２０】
本発明を様々な特定の実施形態に関して説明してきたが、本発明が特許請求の範囲の技術思想及び技術的範囲内の変更で実施可能であることは、当業者には明らかであろう。なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【図１】 ガスタービンエンジンの概略図。
【図２】 公知の爆発接合継手の部分斜視図。
【図３】 図２に示す爆発接合継手から作製された公知のシャフト接合継手セクションの拡大側面図。
【図４】 図１に示すロータシャフトに用いることができる接合継手の部分斜視端面図。
【図５】 図３に示す爆発接合継手から作製されたシャフト接合継手セクションの拡大側面図。
【符号の説明】
２１ ロータシャフト
６０ 中心対称軸線
１０２ シャフト接合継手セクション
１０８ 第１のシャフト部分
１１０ 第２のシャフト部分
１１２ 内部層[0001]
[Technical field to which the invention belongs]
The present invention relates generally to gas turbine engines, and more specifically to rotor shafts used in gas turbine engines.
[0002]
[Prior art]
At least some known gas turbine engines include a fan assembly, a high pressure compressor that pressurizes an air stream entering the engine, and a combustor that burns a mixture of fuel and air, arranged in series flow. , Each including a core engine having a low pressure and a high pressure turbine with a plurality of rotor blades that extract rotational energy from the air stream exiting the combustor. The fan assembly and the low pressure turbine are connected by a first shaft, and the high pressure compressor and the high pressure turbine are connected by a second shaft.
[0003]
During engine operation, the fan assembly and low pressure turbine are subjected to different operating temperatures, pressures, and stresses than those experienced by the high pressure turbine and compressor. As a result, in at least some known gas turbine engines, the rotor shaft connecting the low pressure components is a heavier and more durable material used to make the rotor shaft connecting the high pressure components. Made of different materials. However, because the low pressure side shaft extends the entire length of the gas turbine engine, a portion of the low pressure side shaft is exposed to the same temperature and pressure as the high pressure turbine components. To help optimize engine weight in view of operating stresses that may occur in the shaft, at least some known low pressure shafts include an upstream portion made of a first material and a second portion. And a downstream portion made of material. For example, the front portion of the low pressure shaft connected to the fan assembly and the rear portion of the low pressure shaft connected to the low pressure turbine can be made of nickel alloy while penetrating the compressor and high pressure turbine. The intermediate portion of the shaft can be made of a titanium alloy. Since such materials are dissimilar materials, an explosive bond is used to make a bonded joint, which is then used to place the two nickel shaft portions in the middle shaft so that the bonded joint extends between them. Join the titanium alloy section.
[Patent Document 1]
US Pat. No. 6,352,385
[Problems to be solved by the invention]
A low strength inner layer material is used to separate the plates used to form the bonded joint. The inner layer material helps prevent the formation of harmful intermetallic compounds across the bonded joint. More specifically, the low-strength inner layer material extends diametrically across the joint joint so that when the rotor shaft portions are joined at the joint joint, the inner layer of the material is in the central symmetry axis of the shaft. It extends almost vertically. Within known joints, when the shaft is rotated, the low-strength material is generally located within the maximum shear stress plane. As a result, during engine operation, the inner layer material can significantly limit the performance of the bonded joint.
[0005]
[Means for Solving the Problems]
In one form of the invention, a method of manufacturing a rotor shaft is provided. The method includes fabricating a first shaft portion that extends axially from a first end to a second end, and a second extending axially from the first end to the second end. Making the shaft portion and the explosive joint joint such that the second shaft portion is substantially concentrically aligned with the first shaft portion and the joint joint is aligned with the central axis of symmetry of the rotor shaft. Joining the second shaft portion to the first shaft portion so as to extend obliquely relative to the first shaft portion.
[0006]
In another form, a rotor shaft is provided. The rotor shaft includes a first shaft portion extending in the axial direction from the first end portion to the second end portion, and a second portion extending in the axial direction from the first end portion to the second end portion. And the first shaft portion is joined to the second portion at a joint joint such that the first shaft portion is substantially axially aligned with respect to the second shaft portion. The joint joint extends obliquely with respect to the central symmetry axis of the rotor shaft.
[0007]
In yet another aspect of the invention, a gas turbine rotor shaft is provided. The gas turbine rotor shaft includes a first shaft portion, a second shaft portion, and a joint joint extending between the first shaft portion and the second shaft portion. The joint joint is aligned substantially concentrically with respect to the first and second portions and is oblique to a centrally symmetric axis extending axially through the rotor shaft.
[0008]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
FIG. 1 is a schematic diagram of a gas turbine engine 10 that includes a low pressure compressor 12, a high pressure compressor 14, and a combustor 16. The engine 10 further includes a high pressure turbine 18 and a low pressure turbine 20. The compressor 12 and the turbine 20 are connected by a first shaft 21, and the compressor 14 and the turbine 18 are connected by a second shaft 22. Also, a load (not shown) can be coupled to the gas turbine engine 10 using the first shaft 21. In one embodiment, gas turbine engine 10 is a F110 model available from General Electric Aircraft Engines, Cincinnati, Ohio.
[0009]
In operation, air flows through the low pressure compressor 12 and pressurized air is supplied from the low pressure compressor 12 to the high pressure compressor 14. The highly compressed air is fed into the combustor 16. Airflow from combustor 16 drives turbines 18 and 20 and exits gas turbine engine 10 through nozzles 24.
[0010]
FIG. 2 is a partial perspective view of a known explosion-joined joint 40. FIG. 3 is an enlarged side view of a known shaft joint joint section 41 made from an explosive joint 40. Since the joint 40 is formed by explosive bonding that allows dissimilar or metallurgically mismatched metals to be joined and joined, a rotor shaft such as the shaft 21 can be made from a plurality of different materials. become able to.
[0011]
Specifically, an explosively bonded plate 44 and plate 46 sandwich each made of the same respective material used to fabricate the upstream portion 48 of the shaft 21 and the downstream portion 50 of the shaft 21. By making the structure, the joint 40 is made. More specifically, plate 44 and shaft upstream portion 48 are each fabricated from a first material, and plate 46 and shaft downstream portion 50 are each fabricated from a second material. In this exemplary embodiment, the first material is a nickel alloy and the second material is a titanium alloy.
[0012]
Before the plates 44 and 46 are explosively bonded together, a low strength inner layer 52 is placed between the plates 44 and 46 to separate the plates 44 and 46. In addition, since layer 52 is fabricated from a material that is not the same as any of the materials used to fabricate shaft portions 48 and 50, layer 52 prevents the formation of harmful intermetallic compounds. help. In this exemplary embodiment, layer 52 is made of a niobium alloy.
[0013]
After plate 44, plate 46 and layer 52 are explosively bonded together in a known explosive bonding process, shaft section 41 is cut from plates 44 and 46 and used to bond shaft portion 48 and shaft portion 50 together. It is done. Specifically, when the shaft portions 48 and 50 are joined together, the shaft section 41 has an inner layer 52 that extends diametrically across the rotor shaft 21 and is substantially perpendicular to a centrally symmetric axis 60 that extends through the shaft 21. So as to extend between the shaft portions 48 and 50. However, when the shaft 21 rotates in operation, shear stress is generated in the shaft 21. More specifically, due to the orientation of the inner layer 52 relative to the shaft 21, the inner layer 52 lies generally in the maximum shear stress plane when the shaft 21 rotates. As a result, the inner layer material 52 significantly limits the performance of the joint joint during engine operation.
[0014]
FIG. 4 is a partial perspective end view of a joint joint 100 that can be used in a rotor shaft such as the shaft 21. Alternatively, the joint joint 100 can be used on a shaft (not shown) that is not used in the aircraft industry, such as, but not limited to, a shaft used in an automobile engine. FIG. 5 is an enlarged side view of a shaft bonded joint section 102 made from the explosive bonded joint 100. Since the joint joint 100 is formed by explosive bonding that allows dissimilar or metallurgical mismatched metals to be joined and joined, a rotor shaft such as the shaft 21 can be made of a plurality of different materials. It becomes like this.
[0015]
Specifically, the joint joint 100 is an explosively bonded plate 104 made of the same respective materials that are each used to make the upstream portion 108 of the shaft 21 and the downstream portion 110 of the shaft 21. And by making a sandwich structure of the plate 106. More specifically, plate 104 and shaft upstream portion 108 are each fabricated from a first material, and plate 106 and shaft downstream portion 110 are each fabricated from a second material. In the exemplary embodiment of FIGS. 4 and 5, the first material is a nickel alloy and the second material is a titanium alloy.
[0016]
A low strength inner layer 112 is placed between the plates 104 and 106 to separate the plates 104 and 106 before the plates 104 and 106 are explosively bonded together. In addition, since layer 112 is fabricated from a material that is not the same as any of the materials used to fabricate shaft portions 108 and 110, layer 112 helps prevent the formation of harmful intermetallic compounds. In one embodiment, layer 112 is made of a niobium alloy.
[0017]
After plate 104, plate 106 and layer 112 are explosively bonded together in a known explosive bonding process, shaft section 102 is cut from plates 104 and 106 and used to bond shaft portion 108 and shaft portion 110 together. It is done. Specifically, when the shaft portions 108 and 110 are joined together, the shaft section 102 extends between the shaft portions 108 and 110 such that the inner layer 112 extends diametrically across the rotor shaft 21. However, unlike the inner layer 52 (shown in FIGS. 2 and 3), the inner layer 112 extends obliquely with respect to the central symmetry axis 6 extending through the shaft 21. More specifically, the inner layer 52 is arranged at an inclination angle θ with respect to the center line symmetry axis 6. In one embodiment, the angle θ is approximately 105 degrees.
[0018]
During operation, as the shaft 21 rotates, a torsional shear stress is created in the shaft 21. However, because the inner layer 112 is oriented at a tilt angle θ, the layer 112 and the joint joint 102 are moved from the maximum shear stress plane, which helps to improve the load capacity of the shaft 21. Furthermore, the angle θ of the inner layer also helps to improve the torsional and bending stiffness of the shaft 21. In addition, the angle θ also provides a torque limit for the shaft 21. Thus, the shaft section 102 and the joint joint 100 help improve the useful life of the shaft 21.
[0019]
The joint joint described above is cost effective and highly reliable. The shaft section containing the joint joint is formed at an inclined angle that helps to displace the joint joint from the maximum shear stress plane during shaft rotation. Furthermore, since the inner layer of the joint joint is oriented obliquely with respect to the shaft, the joint joint provides a torque limit for the associated shaft 21. As a result, the joint joint helps extend the useful life of the shaft in a cost effective and reliable manner.
[0020]
While the invention has been described in terms of various specific embodiments, those skilled in the art will recognize that the invention can be practiced with modification within the spirit and scope of the claims. In addition, the code | symbol described in the claim is for easy understanding, and does not limit the technical scope of an invention to an Example at all.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a schematic view of a gas turbine engine.
FIG. 2 is a partial perspective view of a known explosive bonding joint.
FIG. 3 is an enlarged side view of a known shaft joint joint section made from the explosion joint shown in FIG.
4 is a partial perspective end view of a joint joint that can be used in the rotor shaft shown in FIG. 1;
FIG. 5 is an enlarged side view of a shaft joint joint section made from the explosion joint joint shown in FIG.
[Explanation of symbols]
21 Rotor shaft 60 Center symmetry axis 102 Shaft joint section 108 First shaft portion 110 Second shaft portion 112 Inner layer

Claims (8)

ロータシャフト（２１）を製造する方法であって、
第１の端部から第２の端部まで軸方向に延びる第１のシャフト部分（１０８）を第１の材料から製作する段階と、
第１の端部から第２の端部まで軸方向に延びる第２のシャフト部分（１１０）を第２の材料から製作する段階と、
爆発接合継手（１０２）により、前記第２のシャフト部分が前記第１のシャフト部分に対して同心に整列されるように、かつ前記爆発接合継手が前記ロータシャフトの中心対称軸線（６）に対して斜めに延びるように、前記第２のシャフト部分を前記第１のシャフト部分に接合する段階と、
を含み、
前記第１及び第２の材料と異なる材料から製作された第３の材料の層（１１２）を前記接合継手の内部で延在させ、前記第１のシャフト部分を第２のシャフト部分から分離する
ことを特徴とする方法。A method of manufacturing a rotor shaft (21), comprising:
Making a first shaft portion (108) extending axially from a first end to a second end from a first material;
Making a second shaft portion (110) extending axially from the first end to the second end from a second material;
Explosion bonded joint (102) causes the second shaft portion to be concentrically aligned with respect to the first shaft portion, and the explosive bonded joint is relative to the central symmetry axis (6) of the rotor shaft. Joining the second shaft portion to the first shaft portion so as to extend obliquely;
Including
A third material layer (112) made from a material different from the first and second materials extends within the joint joint and separates the first shaft portion from the second shaft portion. A method characterized by that. 前記第２のシャフト部分（５０）を前記第１のシャフト部分（４８）に接合する前記段階は、作動中に前記ロータシャフト（２１）の内部に生じる最大剪断応力平面に対して斜めになっている爆発接合継手（１０２）を用いる段階を更に含むことを特徴とする、請求項１に記載の方法。The step of joining the second shaft portion (50) to the first shaft portion (48) is oblique to the maximum shear stress plane that occurs inside the rotor shaft (21) during operation. The method of claim 1, further comprising using an explosive bonded joint (102). 前記第２のシャフト部分を前記第１のシャフト部分に接合する前記段階は、前記ロータシャフト（２１）の曲げ剛性を増大させるように、爆発接合継手（１０２）を用いる段階を更に含むことを特徴とする、請求項１に記載の方法。The step of joining the second shaft portion to the first shaft portion further includes using an explosive joint (102) to increase the bending stiffness of the rotor shaft (21). The method according to claim 1. 第１の材料からなり、第１の端部から第２の端部まで軸方向に延びる第１のシャフト部分（４８）と、第２の材料からなる、第１の端部から第２の端部まで軸方向に延びる第２の部分（５０）とを含み、
前記第１のシャフト部分は、該第１のシャフト部分が前記第２のシャフト部分に対して軸方向に整列されるように、接合継手（１０２）において該第２の部分に接合され、前記爆発接合継手がロータシャフトの中心対称軸線（６０）に対して斜めに延びており、
前記接合継手は、該接合継手の内部で延在する第３の材料の層（１１２）を含み、該第３の材料の層（１１２）は、前記第１及び第２の材料と異なる材料から製作され前記第１のシャフト部分を第２のシャフト部分から分離する
ことを特徴とするロータシャフト（２１）。A first shaft portion (48) made of a first material and extending axially from the first end to the second end; and a first material to second end made of a second material A second portion (50) extending axially to the portion,
The first shaft portion is joined to the second portion at a joint (102) such that the first shaft portion is axially aligned with respect to the second shaft portion, and the explosion The joint joint extends obliquely with respect to the central symmetry axis (60) of the rotor shaft;
The joint joint includes a third material layer (112) extending within the joint joint, the third material layer (112) comprising a material different from the first and second materials. A rotor shaft (21) which is manufactured and separates the first shaft portion from the second shaft portion. 前記第１のシャフト部分（４８）は、爆発接合により前記第２のシャフト部分（５０）に接合されていることを特徴とする、請求項４に記載のロータシャフト（２１）。The rotor shaft (21) according to claim 4 , characterized in that the first shaft part (48) is joined to the second shaft part (50) by explosive joining. 前記爆発接合継手（１０２）は、前記ロータシャフトの内部に生じる最大剪断応力平面に対して斜めになっていることを特徴とする、請求項４に記載のガスタービンのロータシャフト（２１）。The rotor shaft (21) of a gas turbine according to claim 4, wherein the explosion-bonded joint (102) is inclined with respect to a maximum shear stress plane generated inside the rotor shaft. ガスタービンエンジンのロータシャフトである、請求項４に記載のロータシャフト（２１）。The rotor shaft (21) according to claim 4, which is a rotor shaft of a gas turbine engine. 前記第１のシャフト部分はニッケル合金からなり、The first shaft portion is made of a nickel alloy;
前記第２のシャフト部分はチタン合金からなり、The second shaft portion is made of a titanium alloy;
前記接合継手内の前記第３の材料はニオブ合金であるThe third material in the joint is a niobium alloy.
ことを特徴とする、請求項４に記載のガスタービンのロータシャフト（２１）。The rotor shaft (21) of a gas turbine according to claim 4, characterized in that this is the case.
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